本發(fā)明涉及一種評估無人機制造外形氣動偏差的方法,屬于航空飛行器中計算流體力學(xué)應(yīng)用領(lǐng)域。
背景技術(shù):
氣動外形對于無人機起著至關(guān)重要的作用,它提供無人機飛行時所需的升力及飛行姿態(tài)的力矩平衡。無人機的氣動外形是根據(jù)其任務(wù)剖面設(shè)計點確定設(shè)計的,如果其外形發(fā)生變化,特別是機翼、尾翼(或鴨翼)這些升力面的外形變化,輕則會影響無人機性能指標(biāo)和飛行品質(zhì),重則影響飛行安全。然而在飛機制造過程中,外形加工不可避免地會出現(xiàn)誤差和偏差,因此需要對所加工的外形進行檢測驗收,評估制造誤差對無人機氣動特性及飛行性能的影響,以保證無人機滿足性能指標(biāo)和飛行安全。
飛機制造結(jié)構(gòu)驗收常用的方法是測量翼面及機身的關(guān)鍵尺寸、相對位置、安裝角度等。此方法的缺點是不能準(zhǔn)確地、全面地檢測飛機外形制造的幾何偏差,比如機翼翼型偏差、翼面上的凸凹變形等,也不能定量地評估制造誤差對飛機氣動性能的影響。無人機制造外形存在氣動偏差時,無人機飛行的預(yù)設(shè)飛控程序可能會出現(xiàn)控制偏差,需要通過飛行數(shù)據(jù)來反推無人機氣動數(shù)據(jù)的偏差來對飛控程序進行補償修正,然后再進行飛行驗證。這樣會增加無人機試飛成本,嚴(yán)重的氣動偏差甚至可能造成飛行安全。
技術(shù)實現(xiàn)要素:
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足,本發(fā)明提供了一種評估無人機制造外形氣動偏差的方法,實現(xiàn)定量地評估制造誤差對飛機氣動性能的影響。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:一種評估無人機制造外形氣動偏差的方法,步驟如下:
第一步,完成兩個部分的內(nèi)容:一是根據(jù)無人機的理論外形結(jié)合風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù),根據(jù)對無人機理論進行CFD計算得到的氣動數(shù)據(jù)與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的吻合度,確定最終適合無人機理論外形的CFD計算方法;二是根據(jù)無人機的制造外形獲得其點云數(shù)據(jù),進而進行逆向建模得三維模型;
第二步,將無人機理論外形與上述三維模型進行偏差統(tǒng)計,得到二者的幾何偏差數(shù)值分布;并對上述得到的三維模型利用上述確定的CFD計算方法進行計算,得到制造外形的氣動數(shù)據(jù);
第三步,根據(jù)制造外形和理論外形CFD計算的氣動數(shù)據(jù),對比無人機氣動偏差;若氣動數(shù)據(jù)偏離在預(yù)設(shè)的范圍內(nèi),則該無人機制造外形滿足要求;否則,認定該無人機制造外形存在氣動偏差。
進一步的,第三步中當(dāng)認定該無人機制造外形存在氣動偏差時,將制造外形的CFD計算氣動數(shù)據(jù)導(dǎo)入飛控仿真機進行飛行仿真。
進一步的,若偏差的氣動數(shù)據(jù)通過飛控程序的補償修正能滿足飛行要求,則認定無人機制造外形可接受;否則,按照第二步中的無人機幾何偏差進行返廠修改。
進一步的,采用數(shù)字攝影三維測量系統(tǒng)對無人機制造外形進行測量,獲得的點云數(shù)據(jù)。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為:
(1)結(jié)合數(shù)字攝影三維測量和CFD(計算流體動力學(xué))技術(shù)既能直觀地把握無人機全機的幾何偏差,又能定量地評估無人機制造外形氣動偏差。
(2)可為存在氣動偏差的無人機制造外形提供指導(dǎo)意見,即飛控補償或返廠修改;既提高效率,又避免因氣動偏差造成的無人機飛行安全的風(fēng)險。
附圖說明
圖1為本發(fā)明流程圖;
圖2是無人機制造外形與理論外形偏差;
圖3是無人機制造外形與理論外形截面對比;
圖4是無人機制造外形與理論外形氣動數(shù)據(jù)對比。
具體實施方式
本發(fā)明以某無人機為例,提供一種評估無人機制造外形氣動偏差的方法,此方法步驟如圖1所示。
(1)將制造出的待測無人機水平地放置在地面上,采用精度小于0.1毫米的數(shù)字攝影三維測量儀掃描測量得到無人機的點云數(shù)據(jù);在三維建模軟件中,根據(jù)點云數(shù)據(jù)進行逆向建模,獲得無人機制造外形的三維模型;以機頭為參考點,將無人機的逆建模模型與理論模型的坐標(biāo)系重合,對比兩種模型的重合度,統(tǒng)計逆建模模型與理論模型幾何偏差分布,如圖2所示,由于影響無人機氣動性能主要是翼面(機身的變化只是對阻力會有一定得影響),在此本文僅就無人機機翼,鴨翼及垂尾進行對比(但不限于此);并可截取無人機的截面形狀進行對比,如圖3所示。
(2)對步驟(1)中的無人機理論外形進行CFD網(wǎng)格劃分,通過CFD計算可以得到六自由度分量氣動力(升力,阻力、側(cè)力、俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩),跟無人機理論外形的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)進行對比,可以通過調(diào)整網(wǎng)格(如網(wǎng)格數(shù)量、局部網(wǎng)格加密及附面層網(wǎng)格尺寸等)及計算方法設(shè)置(如湍流模型,離散格式及邊界條件等)得到與試驗數(shù)據(jù)相吻合的氣動數(shù)據(jù)的CFD計算方法。
當(dāng)然上述兩個步驟可以并行執(zhí)行,沒有一個嚴(yán)格的先后的順序。
(3)將無人機逆建模三維模型導(dǎo)入步驟(2)中CFD網(wǎng)格替換無人機理論外形,將網(wǎng)格進行微調(diào)適配;導(dǎo)出無人機逆建模模型的劃分網(wǎng)格,采用步驟(2)中所確定的CFD計算方法進行計算,得到無人機制造外形的氣動數(shù)據(jù)。
(4)對比步驟(2)得到的無人機理論外形氣動數(shù)據(jù)和步驟(3)中無人機制造外形的氣動數(shù)據(jù);圖4為無人機一系列攻角的升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、升阻比對比(但不限于此);若氣動數(shù)據(jù)偏離在預(yù)設(shè)的范圍內(nèi),則該無人機制造外形滿足要求;否則,認定該無人機制造外形存在氣動偏差。
(5)將步驟(4)中存在氣動偏差的CFD計算氣動數(shù)據(jù)導(dǎo)入飛控仿真機進行飛行仿真,評估無人機起飛距離,爬升率,姿態(tài)配平,操穩(wěn)特性等;若偏差的氣動數(shù)據(jù)能通過飛控程序的補償修正能滿足飛行要求,則認定無人機制造外形可接受;否則,應(yīng)依據(jù)照步驟(1)中的無人機幾何偏差進行返廠修改;如果無人機升力系數(shù)偏小,須重點對比機翼制造偏差(如機翼安裝角,扭轉(zhuǎn)角,不同截面翼型的偏差)進行修形;若無人機縱向配平攻角及舵效存在偏差,須重點對比平尾(或鴨翼)安裝角及距重心力臂的偏差進行修形。
本發(fā)明未詳細說明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。